CA2606948A1

CA2606948A1 - Fan platform sponson

Info

Publication number: CA2606948A1
Application number: CA002606948A
Authority: CA
Inventors: Stephan Aubin
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2006-10-20
Filing date: 2007-10-18
Publication date: 2008-04-20
Anticipated expiration: 2027-10-18
Also published as: FR2907519B1; EP1916385A1; CA2606948C; CN101165355A; CN101165355B; US20080095614A1; US8303258B2; EP1916385B1; DE602007003661D1; FR2907519A1; JP5145007B2; RU2456458C2; RU2007138943A; IL186610A0; JP2008101619A

Abstract

L'invention concerne une plateforme de soufflante d'une turbomachine double flux avec un flux primaire et un flux secondaire. La plateforme définit une partie de la surface du nez autour duquel circule le flux primaire et qui porte des aubes s'étendant radialement extérieurement à partir de cette plateforme. La plateforme comporte entre deux aubes adjacentes au moins une nervure dépassant dans l'espace entre les deux aubes, cette nervure étant destinée à participer à la compression de l'air du flux primaire. The invention relates to a fan platform of a double flow turbomachine with a primary flow and a secondary flow. The platform defines a portion of the surface of the nose around which circulates the primary flow and which carries radially extending vanes externally from this platform. The platform comprises between two blades adjacent at least one rib protruding into space between the two blades, this rib being intended to participate in the compression of the primary flow air.

Description

La présente invention concerne une plateforme de soufflante d'une turbomachine double flux avec un flux primaire et un flux secondaire, la plateforme définissant une partie de la surface du nez autour duquel circule le flux primaire et portant des aubes s'étendant- radialement extérieurement à partir de la plateforme.
Dans une turbomachine, l'air entrant se scinde en deux flux, un flux primaire qui s'écoule dans la région la plus centrale, et un flux secondaire qui entoure circonférentiellement le flux primaire. La limite radialement extérieure du flux primaire, c'est-à-dire la région où les flux primaire et secondaire se touchent, forme sensiblement un cylindre dont l'axe est parallèle à l'axe principal de la turbomachine. Lorsqu'il entre en contact avec le nez de la turbomachine, le flux primaire, dans sa région centrale, s'écoule en tournant et en suivant les parois du nez de la turbomachine, qui a une forme de cône qui s'évase dans le sens de l'écoulement de l'air jusqu'à l'entrée d'une veine circonférentielle, où les parois du nez deviennent progressivement parallèles à l'axe principal de la turbomachine. Une partie de la paroi conique du nez, en amont de la veine dans le sens de circulation du flux primaire, est constituée par une plateforme, dite plateforme de soufflante, qui porte des aubes. Ces aubes permettent de comprimer et donner un mouvement de rotation axiale à
l'air du flux primaire. En progressant le long de ce cône entre les aubes de soufflante jusqu'à l'entrée de la veine tout en tournant, le flux primaire est de plus comprimé radialement entre la paroi du cône et le flux d'air secondaire, et sa limite intérieure s'éloigne de l'axe principal de la turbomachine. Ce mécanisme permet d'obtenir à l'entrée de la veine un air comprimé dont l'énergie a été augmentée puisqu'il tourne par rapport à
l'axe principal de la turbomachine à un rayon moyen (distance moyenne par rapport à l'axe principal) qui est supérieur à son rayon moyen initial.
Les flux primaires et secondaires se séparent à l'entrée de la veine circonférentielle entourant le nez de la turbomachine, le flux primaire pénétrant dans la veine, et le flux secondaire s'écoulant le long de la surface radialement extérieure de la paroi annulaire délimitant extérieurement la veine. Dans cette veine sont situées des aubes qui s'étendent radialement et permettent de comprimer davantage le flux primaire. Il est désirable que l'air du flux primaire pénétrant dans la veine soit le plus comprimé possible, afin de faciliter le travail de compression de The present invention relates to a blower platform of a double flow turbomachine with a primary flow and a secondary flow, the platform defining a part of the surface of the nose around which circulates the primary flow and carrying radially extending vanes externally from the platform.
In a turbomachine, the incoming air splits into two streams, one stream primary flow in the most central region, and a secondary flow circumferentially surrounding the primary flow. The limit radially the primary flow, ie the region where primary and secondary flows secondary contact, substantially forms a cylinder whose axis is parallel to the main axis of the turbomachine. When he comes into contact with the nose of the turbomachine, the primary flow, in its central region, flows by turning and following the walls of the nose of the turbomachine, which has a cone shape that flares out in the direction of the airflow to the entrance of a circumferential vein, where the walls of the nose gradually become parallel to the main axis of the turbine engine. Part of the conical wall of the nose, upstream of the vein in the flow direction of the primary flow, is constituted by a platform, said fan platform, which carries blades. These blades allow to compress and give an axial rotational movement to the air of the primary flow. Progressing along this cone between the blades from blower to the inlet of the vein while turning, the primary flow is further compressed radially between the cone wall and the air flow secondary, and its inner limit moves away from the main axis of the turbine engine. This mechanism makes it possible to obtain at the entrance of the vein an air tablet whose energy has been increased since it rotates relative to the main axis of the turbomachine at a medium radius (average distance relative to the main axis) which is greater than its initial average radius.
Primary and secondary flows separate at the entrance to the vein circumferential surrounding the nose of the turbomachine, the primary flow penetrating the vein, and the secondary flow flowing along the radially outer surface of the annular wall delimiting externally the vein. In this vein are located blades that extend radially and further compress the flow primary. It is desirable that the air from the primary flow entering the vein the most compressed possible, in order to facilitate the work of compression of

2 cet air par le compresseur basse pression de la veine. L'efficacité de la compression de l'air du flux primaire par les aubes de soufflante augmente avec le nombre d'aubes. Cependant le coût des aubes est important. On peut proposer d'en réduire le nombre. En outre, réduire le nombre d'aubes conduit à une réduction du poids de la plateforme, donc à une réduction de son inertie. Cependant, dans une plateforme de soufflante comportant moins d'aubes, la compression de l'air passant entre les aubes est plus difficile à réaliser. Il en résulte un travail du compresseur en aval plus difficile à réaliser.
La présente invention vise à remédier à ces inconvénients, ou tout au moins à les atténuer.
L'invention vise à proposer une plateforme de soufflante d'une turbomachine qui permette de comprimer l'air du flux primaire le plus efficacement possible, pour un nombre donné d'aubes que porte la plateforme.
Ce but est atteint grâce au fait que la plateforme comporte entre deux aubes adjacentes au moins une nervure dépassant dans l'espace entre les deux aubes, cette nervure étant destinée à participer à la compression de l'air du flux primaire, et s'étendant dans les 40 % les plus en aval de l'espace délimité par les aubes, dans le sens de circulation du flux primaire.
Grâce à ces nervures qui dépassent dans l'espace où circule le flux primaire, l'air du flux primaire passant entre les aubes est comprimé
davantage par rapport à une configuration sans nervures. De plus, chaque nervure permet d'atténuer l'ampleur du tourbillon qui se développe depuis le bord d'attaque de chaque aube (c'est-à-dire l'extrémité de l'aube la plus en amont dans le sens de circulation du flux primaire) à l'endroit où celle-ci rejoint la plateforme. Ces tourbillons sont des zones de turbulence qui sont indésirables car ils diminuent les performances des aubes. Une plateforme selon l'invention est donc sensiblement aussi efficace qu'une plateforme portant plus d'aubes, mais globalement moins chère et plus légère car les nervures, moins chères à fabriquer qu'une aube et comportant moins de matière, remplacent une partie des aubes.
Avantageusement la nervure s'étend dans les 30% les plus en aval de l'espace délimité par les aubes, dans le sens de circulation du flux primaire. 2 this air by the compressor low pressure of the vein. The effectiveness of compression of the primary flow air by the fan blades increases with the number of blades. However the cost of blades is important. We can propose to reduce the number. In addition, reduce the number of blades leads to a reduction of the weight of the platform, so to a reduction of his inertia. However, in a fan platform comprising less blades, the compression of the air passing between the vanes is more difficult to achieve. This results in a downstream compressor job more difficult to achieve.
The present invention aims at remedying these disadvantages, or at all least to mitigate them.
The aim of the invention is to propose a fan platform of a turbomachine which allows to compress the air of the primary flow the most effectively possible, for a given number of blades that the platform.
This goal is achieved thanks to the fact that the platform comprises between two blades adjacent at least one rib protruding into space between the two blades, this rib being intended to participate in the compression of the primary flow air, and extending into the top 40%
downstream of the space delimited by the blades, in the direction of circulation of the primary flow.
With these ribs protruding into the space where the flow flows primary, the air from the primary flow passing between the vanes is compressed more compared to a configuration without ribs. In addition, each rib helps mitigate the magnitude of the vortex that has been developing since the leading edge of each blade (that is, the tip of the dawn the most upstream in the flow direction of the primary flow) at the place where the he joined the platform. These vortices are areas of turbulence that are undesirable because they decrease the performance of the blades. A
platform according to the invention is therefore substantially as effective as a platform bearing more dawns but overall less expensive and more slight because the ribs, less expensive to manufacture than a dawn and with less material, replace some of the blades.
Advantageously, the rib extends in the 30% furthest downstream of the space delimited by the blades, in the flow direction of the flow primary.

3 Cette position de la nervure permet de diminuer l'ampleur du tourbillon qui se développe depuis le bord d'attaque d'une aube, et qui crée une zone de turbulence qui perturbe l'écoulement de l'air entre les aubes.
L'invention sera bien comprise et ses avantages apparaîtront mieux, à la lecture de la description détaillée qui suit, d'un mode de réalisation représenté à titre d'exemple non limitatif. La description se réfère aux dessins annexés sur lesquels :
- la figure 1 est une coupe longitudinale de la partie avant d'une turbomachine double flux montrant la disposition du flux primaire et du flux secondaire, - la figure 2 est une vue en perspective d'une plateforme selon l'invention montrant deux aubes adjacentes, - la figure 3 est une coupe transversale selon la ligne III-III de la figure 2, - la figure 4 montre une plateforme selon l'invention, dans le cas où
les nervures comportent un bord de fuite arrondi, - les figures 5A et 5B, illustrent une plateforme selon l'invention, dans le cas où les nervures ne sont pas rectilignes, - la figure 6 illustre une plateforme selon l'invention, dans le cas où
les espaces entre deux aubes adjacentes comportent deux nervures.
La figure 1 montre la partie avant d'une turbomachine double flux dont l'axe principal est l'axe A. Pour raisons de symétrie par rapport à l'axe A, seule la moitié supérieure de la turbomachine est représentée. Dans la description qui suit, on désignera par "avant" la partie d'une pièce située en amont du flux d'air s'écoulant dans la turbomachine, et par "arrière" la partie de la pièce située plus en aval de ce flux d'air.
L'avant de la turbomachine comporte un nez 10 dont la pointe est dirigée vers l'avant, c'est-à-dire vers la gauche sur la figure 1. Ce nez s'évase tout d'abord vers la droite en suivant sensiblement la forme d'un cône, puis les parois du nez deviennent progressivement parallèles à l'axe A de façon à former sensiblement un cylindre d'axe A. Le nez 10 est entouré par un carter extérieur 17 sensiblement cylindrique et ayant pour axe de symétrie l'axe A. La surface radialement intérieure 18 du carter extérieur 17 et la surface 12 du nez 10 définissent une région annulaire dans laquelle circule le flux d'air. La turbomachine avance de la droite 3 This position of the rib makes it possible to reduce the size of the swirl that develops from the leading edge of a dawn, and which creates an area of turbulence that disrupts the flow of air between blades.
The invention will be well understood and its advantages will appear better, upon reading the following detailed description of an embodiment represented by way of non-limiting example. The description refers to attached drawings in which:
FIG. 1 is a longitudinal section of the front part of a double flow turbomachine showing the layout of the primary flow and the secondary flow, FIG. 2 is a perspective view of a platform according to the invention showing two adjacent blades, FIG. 3 is a cross-section along line III-III of FIG.
figure 2, FIG. 4 shows a platform according to the invention, in the case where the ribs have a rounded trailing edge, FIGS. 5A and 5B illustrate a platform according to the invention, in the case where the ribs are not rectilinear, FIG. 6 illustrates a platform according to the invention, in the case where the spaces between two adjacent blades have two ribs.
FIG. 1 shows the front part of a double flow turbomachine whose main axis is axis A. For reasons of symmetry with respect to the axis A, only the upper half of the turbomachine is shown. In the description which follows, the term "before" shall be used to designate the part of a room upstream of the flow of air flowing in the turbomachine, and by "rear" the part of the room located further downstream of this air flow.
The front of the turbomachine has a nose 10 whose tip is forward, that is, to the left in Figure 1. This nose first flares to the right following the shape of a cone, then the walls of the nose become progressively parallel to the axis A to substantially form a cylinder of axis A. The nose 10 is surrounded by an outer casing 17 substantially cylindrical and having axis of symmetry axis A. The radially inner surface 18 of the housing 17 and the surface 12 of the nose 10 define an annular region in which circulates the flow of air. The turbomachine advances from the right

4 vers la gauche, donc le flux d'air circule entre le carter extérieur 17 et le nez 10 de la gauche vers la droite dans le sens de la flèche F.
En retrait, c'est-à-dire en arrière, par rapport à l'extrémité avant du carter extérieur 17 se trouve une paroi annulaire 20 ayant sensiblement la forme d'un cylindre d'axe de révolution A. Cette paroi annulaire 20 définit avec le nez 10 une veine annulaire 5. La paroi annulaire 20 divise le flux d'air en un flux primaire 1 qui entre dans la veine 5, et un flux secondaire 2 qui entoure circonférentiellement le flux primaire 1. Ainsi, le flux primaire est délimité par le nez 10 et le flux secondaire, puis par le nez 10 et la paroi annulaire 20, tandis que le flux secondaire est délimité par le flux primaire et par la surface radialement intérieure 18 du carter extérieur 17, puis par la paroi annulaire 20 et par la surface radialement intérieure 18 du carter extérieur 17. La région de séparation entre le flux primaire 1 et le flux secondaire 2 en avant de la paroi annulaire 20 a donc sensiblement la forme d'un cylindre 3 dont l'axe de symétrie est l'axe A.
Au fur et à mesure de sa progression dans la turbomachine, le flux secondaire 2 a donc une section constante et occupe un volume annulaire défini par le cylindre 3 et la surface radialement intérieure 18 du carter extérieur 17. En revanche, étant donné que le nez 10 est de forme conique, la section transversale de la région annulaire dans laquelle circule le flux d'air primaire 1 diminue au fur et à mesure que l'air progresse dans la turbomachine (de la gauche vers la droite sur la figure 1), car cette région est délimitée extérieurement par le cylindre 3, et intérieurement par la surface 12 du nez 10 qui s'éloigne progressivement de l'axe A dans le sens de circulation du flux d'air. L'air qui pénètre dans la veine 5 est donc comprimé.
En outre, une partie circonférentielle de la surface 12 du nez 10, en avant de la veine 5, est constituée par une plateforme 20 de soufflante, qui porte des aubes 30. Ces aubes 30 sont réparties le long de la circonférence de la plateforme 40 à intervalles réguliers, et permettent de comprimer et donner un mouvement de rotation axiale à l'air du flux primaire 1.
Comme représenté sur les figures 2 et 3, les aubes 30 sont incurvées le long de leur largeur (la largeur d'une aube étant sa dimension sensiblement dans la direction de l'axe principal A de la turbomachine) de telle sorte que chaque aube 30 présente une face concave 32 et une face convexe 33, qui se rejoignent en avant au bord d'attaque 34, et en arrière au bord de fuite 35. La face concave 32 des aubes 30 est orientée en direction du sens de rotation de la plateforme 40, ce sens de rotation étant représenté sur les figures 2 et 3 par la flèche R, de la gauche vers la 4 to the left, so the air flow circulates between the outer casing 17 and the nose 10 from left to right in the direction of arrow F.
Recessed, that is, backward, from the front end of the outer casing 17 is an annular wall 20 having substantially the shape of a cylinder of axis of revolution A. This annular wall 20 defines with the nose 10 an annular vein 5. The annular wall 20 divides the flow of air in a primary stream 1 that enters the vein 5, and a secondary stream 2 circumferentially surrounding the primary stream 1. Thus, the flow primary is delimited by the nose 10 and the secondary flow, then by the nose 10 and the annular wall 20, while the secondary flow is delimited by the primary flow and by the radially inner surface 18 of the outer casing 17, then by the annular wall 20 and by the radially inner surface 18 of the outer casing 17. The region of separation between the primary flow 1 and the secondary flow 2 in front of the annular wall 20 has therefore substantially the shape of a cylinder 3 whose axis of symmetry is the axis A.
As it progresses in the turbomachine, the flow secondary 2 therefore has a constant section and occupies a ring volume defined by the cylinder 3 and the radially inner surface 18 of the housing 17. On the other hand, since nose 10 is shaped conical, the cross section of the annular region in which circulates the primary air flow 1 decreases as the air progresses in the turbomachine (from left to right in FIG. 1), because this region is delimited externally by the cylinder 3, and internally by the surface 12 of the nose 10 which progressively moves away from the axis A in the flow direction of the air flow. The air entering the vein 5 is therefore compressed.
In addition, a circumferential portion of the surface 12 of the nose 10, in before the vein 5, is constituted by a platform 20 of a fan, which carries blades 30. These blades 30 are distributed along the circumference of the platform 40 at regular intervals, and allow compress and give an axial rotational movement to the flow air primary 1.
As shown in FIGS. 2 and 3, the blades 30 are curved along their width (the width of a blade being its size substantially in the direction of the main axis A of the turbomachine) of such that each blade 30 has a concave face 32 and a face convex 33, which meet forward at the leading edge 34, and back at the trailing edge 35. The concave face 32 of the vanes 30 is oriented in direction of rotation of the platform 40, this direction of rotation being represented in FIGS. 2 and 3 by the arrow R, from the left to the

5 droite. La flèche R est donc sensiblement perpendiculaire à l'axe A. La face convexe 33 d'une aube 30 est située en regard de la face concave 32 de l'aube 30 adjacente. Deux aubes 30 adjacentes définissent un espace 38.
Le flux primaire circule dans l'espace 38 depuis les bords d'attaque 34 des aubes 30 vers les bords de fuite 35, dans le sens de la flèche F, et est comprimé lors de ce passage.
La plateforme 40 comporte une nervure 50 qui s'étend sur une ligne située sensiblement à égale distance de deux aubes adjacentes 30. La nervure 50 possède un bord d'attaque 54 situé vers l'avant, et un bord de fuite 55 situé vers l'arrière. La nervure 50 a la forme d'un aileron qui s'étend radialement vers l'extérieur par rapport à la plateforme 40, c'est-à-dire qu'elle est sensiblement perpendiculaire à la plateforme 40. La nervure 50 peut être rectiligne, ou incurvée de façon similaire aux aubes 30 et dans le même sens. La nervure 50 est d'une hauteur inférieure à
celle des aubes 30, voire très inférieure. La nervure 50 peut être forgée avec la plateforme 40. La nervure 50 peut aussi être usinée dans la plateforme 40.
Comme représenté sur la figure 3, le bord d'attaque 54 forme avec la plateforme 40 un angle plus faible que l'angle que le bord de fuite 55 forme avec la plateforme 40, de telle sorte que le sommet 56 de la nervure 50, c'est-à-dire le point de la nervure le plus éloigné de la plateforme 40, est plus proche de l'endroit où le bord de fuite 55 rejoint la plateforme 40 que de l'endroit où le bord d'attaque 54 rejoint la plateforme 40. Par exemple, le sommet 56 peut se trouver dans le prolongement du bord de fuite 55 qui est rectiligne. Par exemple, le bord de fuite 55 peut s'étendre radialement perpendiculairement à la plateforme 40 de telle sorte que le sommet 56 se situe radialement à la verticale de l'endroit où le bord de fuite 55 rejoint la plateforme 40.
Alternativement, comme représenté sur la figure 4, la nervure 50 peut avoir un bord de fuite 55 arrondi.
Sur les figures 2 et 3, la nervure 50 se situe dans la zone la plus en arrière de l'espace 38, c'est-à-dire plus près des bords de fuite 35 que des 5 right. The arrow R is therefore substantially perpendicular to the axis A. The face convex 33 of a blade 30 is located opposite the concave face 32 of the adjacent dawn 30. Two adjacent blades 30 define a space 38.
The primary flow circulates in the space 38 from the leading edges 34 of the blades 30 towards the trailing edges 35, in the direction of the arrow F, and is compressed during this passage.
The platform 40 has a rib 50 which extends over a line located substantially equidistant from two adjacent blades 30. The rib 50 has a leading edge 54 located forward, and an edge of leak 55 located to the rear. The rib 50 is in the form of a fin which extends radially outwards with respect to the platform 40, that is to say say that it is substantially perpendicular to the platform 40. The rib 50 may be rectilinear, or curved in a manner similar to the blades 30 and in the same direction. The rib 50 is of a height less than that of the blades 30, or even much lower. Rib 50 can be forged with the platform 40. The rib 50 can also be machined in the platform 40.
As shown in FIG. 3, the leading edge 54 forms with the platform 40 an angle lower than the angle that the trailing edge 55 shape with the platform 40, so that the top 56 of the rib 50, that is to say the point of the rib furthest from the platform 40, is closer to where the trailing edge 55 joins the platform 40 that from where the leading edge 54 joins the platform 40. For example, the top 56 may be in the extension of the trailing edge 55 which is rectilinear. For example, the edge leakage 55 may extend radially perpendicular to the platform 40 so that the top 56 is located radially at the vertical where the trailing edge 55 meets the platform 40.
Alternatively, as shown in FIG. 4, the rib 50 can have a trailing edge 55 rounded.
In FIGS. 2 and 3, the rib 50 is located in the most back of the space 38, that is closer to the trailing edges 35 than

6 bords d'attaque 34 des aubes 30. Ainsi, la nervure 50 atténue plus efficacement l'ampleur du tourbillon 60 qui se développe dans l'espace 38 depuis le bord d'attaque 34 de l'aube 30. Par exemple, la nervure 50 est positionnée de telle sorte que 60% de l'espace 38 se situe en avant de l'endroit où le bord d'attaque 54 rejoint la plateforme 40 et 40% de l'espace 38 se situe en arrière de l'endroit où le bord d'attaque 54 rejoint la plateforme 40. Par exemple, la nervure 50 est positionnée de telle sorte que 70% de l'espace 38 se situe en avant de l'endroit où le bord d'attaque 54 rejoint la plateforme 40 et 30% de l'espace 38 se situe en arrière de l'endroit où le bord d'attaque 54 rejoint la plateforme 40.
La nervure 50 peut se situer entièrement dans un plan radial par rapport à l'axe A, perpendiculaire à la plateforme 40. La nervure 50 peut également avoir son extrémité radialement extérieure 510 inclinée en direction du sens de rotation de la plateforme 40, représenté par la flèche R sur la figure 5A, c'est-à-dire de la gauche vers la droite. Ainsi, l'extrémité radialement extérieure 510 forme un angle avec la partie radialement intérieure de la nervure perpendiculaire à la plateforme 40, comme représenté sur la figure 5A. La nervure 50 peut également comporter le long de sa direction radiale plusieurs parties successivement inclinées l'une par rapport à l'autre en direction du sens de rotation de la plateforme 40.
Comme représenté sur la figure 5B, la nervure 50 peut également être incurvée dans son ensemble le long de sa direction radiale en direction du sens de rotation de la plateforme 40, représenté par la flèche R. Dans ce cas, la partie de la nervure 50 où celle-ci rejoint la plateforme 40 peut être perpendiculaire à la plateforme, ou être inclinée par rapport à
la plateforme 40 en direction opposée à son sens de rotation.
La présente demande ne se limite pas aux modes de réalisation ci-dessus. Ainsi, entre chaque paire d'aubes adjacentes 30 peuvent se trouver plusieurs nervures 50. Par exemple la plateforme 40 comporte entre deux aubes adjacentes 30 deux nervures 50, comme représenté sur la figure 6. 6 leading edges 34 of the blades 30. Thus, the rib 50 attenuates more effectively the magnitude of vortex 60 that is growing in space 38 from the leading edge 34 of the blade 30. For example, the rib 50 is positioned so that 60% of the space 38 is ahead of the place where the leading edge 54 joins platform 40 and 40% of space 38 is located behind where the leading edge 54 joins the platform 40. For example, the rib 50 is positioned so that 70% of space 38 is in front of where the leading edge 54 joins platform 40 and 30% of space 38 is behind where the leading edge 54 joins the platform 40.
The rib 50 can lie entirely in a radial plane by relative to the axis A, perpendicular to the platform 40. The rib 50 can also have its radially outer end 510 inclined in direction of rotation of the platform 40, represented by the arrow R in Figure 5A, that is from left to right. So, the radially outer end 510 forms an angle with the part radially inner rib perpendicular to the platform 40, as shown in Figure 5A. The rib 50 can also comprise along its radial direction several parts successively inclined relative to each other in the direction of rotation of the platform 40.
As shown in FIG. 5B, the rib 50 can also be curved as a whole along its radial direction in direction of rotation of the platform 40, represented by the arrow A. In this case, the part of rib 50 where it joins the platform 40 may be perpendicular to the platform, or tilted relative to the platform 40 in the opposite direction to its direction of rotation.
This application is not limited to the embodiments described above.
above. Thus, between each pair of adjacent blades 30 can be to find several ribs 50. For example the platform 40 comprises between two adjacent blades 30 two ribs 50, as shown on Figure 6.

Claims

1. Plateforme (40) de soufflante d'une turbomachine double flux avec un flux primaire (1) et un flux secondaire (2), ladite plateforme définissant une partie de la surface du nez autour duquel circule le flux primaire et portant des aubes (30) s'étendant radialement extérieurement à partir de ladite plateforme (40), caractérisée en ce qu'elle comporte entre deux aubes (30) adjacentes au moins une nervure (50) dépassant dans l'espace (38) entre les deux aubes (30), ladite au moins une nervure (50) étant destinée à participer à la compression de l'air du flux primaire (1), et s'étendant dans les 40 % les plus en aval de l'espace (38) délimité
par les aubes (30), dans le sens de circulation du flux primaire (1). 1. Platform (40) for a fan of a turbomachine with a primary flow (1) and a secondary flow (2), said platform defining a part of the surface of the nose around which flows primary and carrying blades (30) extending radially outwardly from said platform (40), characterized in that it comprises between two blades (30) adjacent at least one rib (50) protruding in the space (38) between the two blades (30), said at least one rib (50) being intended to participate in compressing the air of the primary flow (1), and extending into the 40% furthest downstream of the bounded space (38) by the vanes (30) in the flow direction of the primary flow (1).

2. Plateforme (40) de soufflante selon la revendication 1, caractérisée en ce que ladite au moins une nervure (50) s'étend dans les 30% les plus en aval de l'espace (38) délimité par les aubes (30), dans le sens de circulation du flux primaire (1). Blower platform (40) according to claim 1, characterized in that said at least one rib (50) extends in the 30% furthest downstream of the space (38) delimited by the vanes (30), in the flow direction of the primary flow (1).

3. Plateforme (40) de soufflante selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que ladite au moins une nervure (50) est forgée avec la plateforme (40). Blower platform (40) according to claim 1 or 2, characterized in that said at least one rib (50) is forged with the platform (40).

4. Plateforme (40) de soufflante selon la revendication 1 ou 2, caractérisée en ce que ladite au moins une nervure (50) est usinée dans la plateforme (40). Blower platform (40) according to claim 1 or 2, characterized in that said at least one rib (50) is machined in the platform (40).

5. Plateforme (40) de soufflante selon l'une des revendications 1 à
4, caractérisée en ce que la distance entre le sommet (56) de ladite au moins une nervure (50) et l'endroit où le bord d'attaque (54) de cette nervure rejoint ladite plateforme (40) est plus grande que la distance entre ledit sommet (56) et l'endroit où le bord de fuite (55) de cette nervure rejoint ladite plateforme (40). Blower platform (40) according to one of claims 1 to 4, characterized in that the distance between the top (56) of said at least one rib (50) and where the leading edge (54) of this rib joined said platform (40) is greater than the distance between said top (56) and the place where the trailing edge (55) of this rib joined said platform (40).

6. Plateforme (40) de soufflante selon l'une des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que l'extrémité radialement extérieure (510) de ladite au moins une nervure (50) est inclinée en direction du sens de rotation de ladite plateforme (40). Blower platform (40) according to one of claims 1 5, characterized in that the radially outer end (510) of said at least one rib (50) is inclined towards the direction of rotation of said platform (40).

7. Plateforme (40) de soufflante selon l'une des revendications 1 à
5, caractérisée en ce que ladite au moins une nervure (50) est incurvée dans son ensemble le long de sa direction radiale en direction du sens de rotation de ladite plateforme (40). Blower platform (40) according to one of claims 1 to 5, characterized in that said at least one rib (50) is curved as a whole along its radial direction towards the direction of rotation of said platform (40).

8 8. Plateforme (40) de soufflante selon l'une des revendications 1 à
6, caractérisée en ce qu'elle comporte deux nervures (30) entre deux aubes (30) adjacentes. 8 Blower platform (40) according to one of claims 1 to 6, characterized in that it comprises two ribs (30) between two adjacent blades (30).

9. Soufflante de turbomachine comportant des aubes rattachées à
une plateforme selon l'une des revendications précédentes. 9. A turbomachine blower comprising vanes attached to a platform according to one of the preceding claims.

10. Turbomachine munie d'une soufflante selon la revendication 9. 10. Turbomachine equipped with a blower according to claim 9.